激波管用于磁等离子体中电波传输的研究

利用安装在直径为800mm 高温激波管后端盖处带有切取器的矩形实验段,获得了较均匀的薄层等离子体鞘层(Z=4cm或2cm)。采用液氦冷却下的低温超导线圈产生连续的强磁场,研究了有强磁场存在条件下3.9GHZ 微波穿透薄等离子体鞘层时的传输特性。对于 Ne≈3×10~13/cm~3,v≈9×10~9/s 和 Ne≈4×10~12/cm~3,v≈2.4×10(?)/s两种等离子体状态,H=0.44～0.84T,分别测量了无外加磁场和有外加磁场情况下电波的功率衰减。实验结果表明在本文所加的磁场强度条件下,测量到的电波功率衰减值均有较明显改善。     

导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

在M=1.2～3.0,α=8°～30°,=0°、-45°的范围内,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究.结果表明在试验条件下,翼面压力分布具有锥型流的特征;M≥2.0时,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值,且M数越高越接近;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响,在相同α下,随M数增加,弹翼迎风面压力系数在=-45°时的某些区域逐渐增大.     

××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

在M =1 .2～ 3.0 ,α =8°～ 30° , =0°、- 45°的范围内 ,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究。结果表明 :在试验条件下 ,翼面压力分布具有锥型流的特征 ;M≥ 2 .0时 ,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值 ,且M数越高越接近 ;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响 ;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响 ,在相同α下 ,随M数增加 ,弹翼迎风面压力系数在 =- 45°时的某些区域逐渐增大。     

风力机叶片表面压力的计算与外场测试分析

研究在外场工况下,对风力机叶片表面压力的测试方法,并将测试结果与CFD计算结果进行比较.为了获取叶片在外场非稳态工况下的压力信息,沿叶片展向选取7个典型段面布置带式压力传感器.在数值计算中,通过数码扫描得到试验翼型的几何形状并建立计算模型,用非压缩的N-S方程和SSTk-ω湍流模型耦合,分别对7个翼型的气动性能进行计算.通过对试验和计算结果的对比发现,因为三维旋转效应的存在,基于动量-叶素理论的二维翼型计算常常低估了实际风轮动力的产生,旋转叶轮表面压力分布和二维翼型计算结果明显不同.     

风啸声机理的实验研究

应用Lighthill的气动声学理论对气流绕过圆柱产生气动噪声的机理进行实验研究,设计和建立了低噪声、低湍流度的模型风洞,其实验段截面为1OOmm×100mm,气流核心区的湍流度低于0.4%。对风啸声的气动声学理论进行了局部性的验证,并对相关测量技术进行了研究。实验表明,雷诺数在4×10~3～1×10~4的范围内,空间相关长度 l_c/d 在3.7左右,相关系数曲线下面积的重心矩γ/d为1.3,基本上保持不变。应用热线风速仪和 B ＆ K 声级计同时测量了圆柱绕流的流场和声场。从流速和声压的自功率谱以及它们的互功率谱研究表明,这三种方法确定的 Strouhal 数是一致的。雷诺数在6×10~3到1.8×10~4范围内,Strouhal 数为0.192。结果说明了圆柱的脱落旋涡和风啸声之间存在着内在的联系。     

壁压法用于高速风洞洞壁干扰修正

本文介绍用壁压信息法对高速风洞模型试验进行洞壁干扰修正的方法。这种方法使用风洞壁附近壁压分布测量数据和模型受力数据进行洞壁干扰修正计算,不涉及风洞壁的通气特性,可用于各种通气壁或实壁高速风洞。用本法计算了各种模型在多种风洞试验段(实壁、柔壁、孔壁、缝壁)中的数百种试验状态。试验马赫数范围是0.5到0.9,试验雷诺数范围是2×10~6～1×10~7。计算结果和国外最新修正方法及无洞壁干扰N-S方程计算结果进行了比较,证实了本文方法的正确性和实用性。     

风力机叶尖涡的数值模拟

以NREL Phase叶片的1/8模型为对象,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均的Navier-Stokes方程组,模拟了风力机叶片的绕流和尾流,分析了叶尖涡的生成和发展过程。结果显示:在叶片尖部,从前缘开始生成的压力面一侧漩涡和从约1/2弦线开始生成的吸力面一侧漩涡在尾缘附近汇合并脱出形成叶尖涡;在近尾流区域,叶尖涡先局部向内迁移,但其原因并非风轮旋转;在远尾流区域,叶尖涡以接近线性的规律持续向外迁移;叶尖涡与叶根涡共同形成的涡系结构,在风轮下游相当一段距离仍然对尾流场产生显著的速度诱导,表明尾涡对风力机尾流场产生主导作用。     

大直径环加强园筒的静液压试验

本文介绍了一个用空气压力施加“静液压”载荷的10呎(3米)直径环加强园筒翘曲试验结果。当压力约为古典小挠度翘曲理论计算压力的76％时,由于筒壁翘曲而破坏。因为试验和计算的翘曲压力都大大小于用目前的设计公式所予示的压力,说明设计公式有严重的缺点。     

某型飞机目标散射特性的研究

本文研究了某型飞机的雷达目标截面积散射特性,进行了物理光学的理论计算和全尺寸的外场测量,给出了二者雷达目标截面积随方位角变化的曲线。理论计算和全尺寸实验测量的结果基本一致,在机头±15°区,雷达目标截面积为1—2米~2左右,机尾±15°区,雷达目标截面积为2—3米~2左右。     

圆角方形截面高烟囱的风压分布特点

本文介绍一个圆角方形截面高烟囱在低速风洞中进行测压试验的结果。试验Re 数为3.5×10~5.试验结果表明:风压分布与截面的 R/B 值关系很大。文中还对烟囱顶部4个圆筒绕流及方柱体上绕流特点作了简单的讨论,     

建筑物行人高度风环境风洞试验研究

介绍了建筑物风环境的风洞模拟,行人高度风测量探头的设计、标定和数据处理。采用这种探头,在气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞的长１５ｍ、宽４ｍ、高２．２ｍ风工程试验段进行了比例为１∶３００的建筑群模型的行人高度风环境试验研究,结果说明这座新高层建筑物的落成,对其周围某些位置的行人高度风环境有严重的影响。     

小型水平轴风力机调速特性的实验研究

对小型水平轴可变桨距风力机调速特性的大量风洞实验结果进行了分析，并结合理论予以讨论，研究了各有关参数对风轮调速特性的影响。结果表明，要使风轮得到理相怕调速效果，必须综合考虑调速机构参数和叶片的设计，只要设计适当，在大于额定风速后，具有螺旋槽变距机构的小型水平轴风力机的速的眯化可以基本保持额定转速不变，得到相当宽的工作风速范围。     

汕头大学大气边界层风洞的设计和研制

介绍了汕头大学大气边界层风洞和其配制的测控系统及流场校测结果。汕大风洞主要做建筑物的抗风实验和风环境实验。为模拟大气边界层,实验段较长,实验模型放在实验段后部。为减小轴向静压梯度顶板高度分段可调。风速比航空凤洞低。配置了建筑物测压和测力实验所需的电子压力扫描测量系统和高频底座天平。流场校测表明,该风洞的气动性能已达合同规定的指标。     

中央电视塔塔楼风作用风洞模拟实验

应用风洞实验方法,研究了中央电视塔塔楼表面风荷载与塔楼进排风口的风环境,后者考虑了进排风的模拟并且做了为改善进排风口的风环境对局部结构进行变动的实验研究。实验结果提供了塔楼表面的平均和脉动风压系数分布以及进排风的风环境特性,并对局部结构的改进提出了建议。     

CARDC 0.24米×0.2米引射式跨声速风洞

本文简要地叙述了 CARDC0.24米×0.2米引射式跨声速风洞建设的目的,风洞回路、主要特点、风洞的运转和风洞的测控系统以及风洞的主要性能。     

西工大低湍流度风洞的变湍流度技术

西工大低湍流度风洞实现宽范围变湍流度能力的技术途径：适当的变湍流度格栅位置；宽范围变化的变湍流度格栅结构尺寸；恰当处理好变湍流度格栅装置与风洞试验段上游气动轮廓的干扰问题。文中给出了变湍流度时对功率损失的影响及该风洞的变湍流度能力，综述了变湍流度时对部分试验结果影响的规律性。     

建造中的我国低速增压风洞

论述了在我国建造低速增压风洞的必要性；介绍了国外低速高雷诺数风洞发展现状；提出了衡量现代生产性风洞性能的标准；给出了正在建造的我国低速增压风洞的主要技术性能及设计和建造中的技术关键。     

0.6 m连续式跨声速风洞流场品质改进试验研究

中国空气动力研究与发展中心(China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC)0.6 m连续式跨声速风洞是一座采用干燥空气作为试验介质的变密度回流式风洞。本文在前期风洞总体性能调试的基础上,通过风洞试验段不同壁板(槽壁/孔壁)型式及设计参数优化、压缩机尾罩和拐角段等洞体回路部段降噪、壁板扩开角和主流引射缝等机构调节、半柔壁喷管和二喉道以及驻室抽气系统控制等措施,对风洞流场品质进行改进,取得了突出进步。主要研究成果包括:总压控制精度优于0.1%;试验段马赫数控制精度优于0.001;跨超声速试验段气流压力脉动系数ΔC_p≤0.8%;平均气流偏角优于0.1°;稳定段出口气流湍流度ε≤1.5%;试验马赫数分布均匀性和标模试验数据精度等指标均达到国际先进水平。该流场品质调试研究充分验证了连续式跨声速风洞实现更高流场品质的可行性,为中国大型连续式跨声速风洞方案设计及国际先进流场品质保证提供了参考。     

4m×3m风洞风工程试验段研制

介绍了气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞增设风工程试验段的方案选择、结构设计。这个试验段长１４．５ｍ、宽４ｍ、高２．２ｍ,不改动原风洞结构、装拆方便,可较好地模拟大气边界层、并已成功地应用于风工程试验。     

GNSS-R海面风速反演算法

针对目前GNSS-R海面风速反演方法观测量单一,精度较低的问题,提出一种基于时延多普勒相关功率图（Delay Doppler map,DDM）的分割多普勒波形匹配反演算法。该方法利用新的DDM观测量,经过训练后,可以反演海面风速。使用该算法根据给定条件建立风场反演模型,以CYGNSS数据作为仿真输入量。仿真结果表明,利用该方法在海面风速20 m/s以下,反演风速的均方根误差为2.01 m/s,结果优于传统GNSS-R风速反演使用的峰值功率法和前缘坡度匹配法（Leading edge slope matching method,LES）。